AERONAVE.

Una aeronave, que comprende un fuselaje con cabina para la tripulación de vuelo situada en la parte delantera,

un flap de frenado situado en la parte superior y unos bocas de admisión de aire laterales, un tren de aterrizaje, una unidad de energía que comprende dos motores de turborreacción, unas alas en flecha positiva (13) con carenado ojival en la conjunción del ala con el fuselaje, y provisto de un mecanismo para la inclinación de la parte delantera de las alas con una discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque del ala, unos montajes de cola horizontal y vertical, en el que el carenado existente en la conjunción del ala con el fuselaje está conformado con una envergadura no menor de 0,15 y no mayor de 0,18 veces la envergadura del ala y con la cuerda no menor de 0,4 y no mayor de 0,5 veces la cuerda local del ala, la discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque de la parte inclinable del ala está conformada a una distancia que oscila entre 0,55 y 0,65 veces la envergadura del ala desde la base del carenado, siendo la cuerda no menor de 0,075 veces la medida de la cuerda local del ala sin la discontinuidad, el montaje de cola vertical está conformado con un solo plano y el montaje de cola horizontal está provisto de una discontinuidad escalonada situada sobre el borde delantero a una distancia que oscila entre 0,25 y 0,35 veces la envergadura de la aleta compensadora articulada del montaje de cola horizontal, caracterizado porque está provisto de una unidad de energía auxiliar (2) situada en la parte trasera (3) del fuselaje, estando la unidad de energía auxilia colocada en sentido transversal con respecto al eje longitudinal del fuselaje

Aeronave.

La invención se refiere al campo de la aeronáutica.

Es conocida la existencia de determinadas aeronaves en las cuales, además de las unidades de energía principal, se utilizan unidades de energía auxiliares (véanse las Patentes estadounidenses No. 4 648 081 de 4-8-1987, No. 5 309 029 de 03-5-1994, No. 5 235 801 de 17-7-1993 y No. 3 472 029 de 12-2-1968). El inconveniente de las soluciones técnicas conocidas, estriba en la colocación longitudinal de la unidad de energía auxiliar y en la imposibilidad de colocar esa unidad en la parte trasera del fuselaje de aeronaves pequeñas. Las formas de realización conocidas incorporan así mismo un sistema complicado (eléctrico) para poner en movimiento los motores de la unidad de energía principal que proporciona el suministro eléctrico a los sistemas de la aeronave en tierra y en vuelo, y la presión necesaria del aire comprimido de dichos sistemas.

La técnica anterior más próxima a la invención constituye un objeto de la patente de la Federación Rusa No. 2144885 de 27-1-2000. La aeronave comprende un fuselaje con una cabina para la tripulación de vuelo situada en la parte delantera, un flap de frenado situado en la parte superior y unas bocas de admisión de aire, un tren de aterrizaje, una unidad de energía que comprende dos turborreactores dispuestos en el fuselaje, unas alas en flecha positiva con carenado ojival en a conjunción del ala con el fuselaje, y provisto de un mecanismo para la inclinación de la parte delantera con discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque del ala, y unos montajes horizontal y vertical de cola. De acuerdo con la invención, el carenado existente en la conjunción del ala con el fuselaje está conformado con una envergadura no menor de 0,15 y no mayor de 0,18 veces la envergadura del ala y con la cuerda del ala no menor de 0,4 y no mayor de 0,5 veces la cuerda del ala local, y la discontinuidad escalonada existente en el borde de ataque de la parte inclinable del ala está conformada por una distancia de 0,55 a 0,65 veces la envergadura del ala desde la base del carenado, siendo la cuerda del ala no menor de 0,075 veces la medida de la cuerda del ala local sin discontinuidad. Así mismo, el montaje de cola vertical está conformado con un plano de cola único y el montaje de cola horizontal está provisto de una discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque por una distancia de 0,25 a 0,35 veces la envergadura de la aleta compensadora articulada del montaje de cola horizontal.

Las turbinas están colocadas en la parte media del fuselaje, de manera que sus toberas están en frente del montaje de cola horizontal y la cuerda de la discontinuidad escalonada del borde de ataque del montaje de cola horizontal no es inferior a 0,2 veces la medida de la cuerda del ala local, incluyendo la discontinuidad.

El ala está provista de unos planos verticales en extremo de ala, cuya medida es no menor de 0,03 veces el área superficial del trapecio de base del ala. Los planos verticales en extremo de ala están fijados sobre el ala en un ángulo de no más 20 grados con respecto al plano vertical y las cuerdas de sus bases están giradas hacia fuera en un ángulo de 2 a 5 grados con respecto a las cuerdas de las cuerda de ala de punta y la rotación aerodinámica es así mismo de 2 a 5 grados.

El inconveniente de esta aeronave estriba en que, aunque presenta unas cualidades aerodinámicas perfectas, no tiene una funcionalidad suficientemente amplia, dado que no puede llevarse a cabo un rápido arranque de la unidad de energía principal y la aeronave tiene un consumo de energía elevado.

El objetivo de la presente invención consiste en incrementar la funcionalidad de la aeronave, su seguridad y economía, manteniendo al tiempo sus altas cualidades aerodinámicas.

Este resultado se obtiene mediante una aeronave que comprende un fuselaje con una cabina para la tripulación de vuelo situada en la parte delantera, un flap de frenado en la parte superior y unas bocas de admisión de aire laterales, un tren de aterrizaje, una unidad de energía que comprende dos turborreactores dispuestos dentro del fuselaje, unas alas en flecha positiva con carenado ojival en la conjunción con el fuselaje y provisto de un mecanismo para la inclinación de la parte delantera con la discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque del ala, y unos montajes de cola horizontal y vertical, caracterizado porque el carenado situado en la conjunción del ala con el fuselaje se constituye con una envergadura no menor de 0,15 y no mayor de 0,18 veces la envergadura del ala desde la base del carenado y siendo la cuerda del ala no menor de 0,4 y no mayor de 0,5 veces la cuerda del ala local, la discontinuidad escalonada existente en el borde de ataque de la parte inclinable del ala está constituida a una distancia de 0,55 a 0,65 veces la envergadura del ala desde la base del carenado y siendo la cuerda del ala no menor de 0,075 veces la medida de la cuerda del ala local sin discontinuidad, y estando conformado el montaje de cola vertical con un solo plano de cola; porque el montaje de cola horizontal está provisto de una discontinuidad escalonada situada sobre el ala de ataque a una distancia de 0,25 a 0,35 veces la envergadura de la aleta compensadora articulada del montaje de cola horizontal; y porque dicha aeronave está provista de una unidad de energía auxiliar situada en la parte trasera del fuselaje; estando la unidad de energía auxiliar situada en dirección transversal con respecto al eje geométrico longitudinal del fuselaje, con descarga lateral de los gases.

El motor de la unidad energía auxiliar, o la unidad completa, puede estar dentro de unos correspondientes bastidores del fuselaje.

Para arrancar los motores de la unidad de energía, puede utilizarse un sistema de arranque neumático el cual comprende unos conductos para aspirar aire y alimentar los arrancadores neumáticos.

Los conductos de aire para aspirar aire pueden ser incorporados en el sistema de aire acondicionado.

La unidad de energía auxiliar incluye una turbina a gas y un engranaje de reducción de la transmisión para el equipamiento auxiliar.

En la aeronave puede ser utilizada una boca de admisión de aire que incorpore un conducto limitado por un miem-bro superior de la aeronave que incorpore una válvula que pueda cerrar el conductor y la entrada del miembro superior.

La válvula está montada sobre el miembro superior y puede ser basculada de tal manera que se disponga al mismo nivel que la superficie del miembro superior.

El mecanismo de accionamiento de la válvula está situado en la misma válvula. Al menos una válvula de alimentación adicional puede también ser situada en la parte trasera de la entrada del fuselaje. Mediante la expresión miembro superior, pretende significarse el ala y/o el fuselaje.

Las funcionalidades de la aeronave pueden incrementarse debido a las funciones intercambiables que pueden ser instaladas en la parte delantera del fuselaje.

Las secciones pueden fabricarse con estructuras para soportar la carga de los respectivos elementos del equipamiento que pueden estar instalados dentro de aquéllas. Las secciones están limitadas por el tercer bastidor. La parte delantera del fuselaje está fabricada para poder unirse, por medio de su bastidor, con los bastidores de las secciones intercambiables.

Un deflector está fijado sobre el alerón amovible del ala.

La aeronave tiene nueve puntos de fijación de la carga útil, respectivamente, seis puntos por debajo de las alas, seis puntos por debajo de los soportes del ala y un punto por debajo del fuselaje.

Las características y ventajas de la invención se expondrán con mayor detalle en la descripción subsecuente, ofrecida a m modo de ejemplo no limitativo, con referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales:

La Figura 1 es una vista general esquemática de la aeronave;

la Figura 2 muestra el emplazamiento de la unidad de energía auxiliar;

la Figura 3 es una vista general de la unidad de energía auxiliar;

la Figura 4 es un diagrama de la boca de admisión de aire;

la Figura 5 es un diagrama de la fijación de la carga útil;

la Figura 6 es un dibujo esquemático que muestra las secciones delanteras intercambiables;

la Figura 7 es una representación esquemática combinada de la aeronave de acuerdo con la invención, que comprende una vista desde arriba y una vista desde abajo;

la Figura 8 es una vista lateral de la...

1. Una aeronave, que comprende un fuselaje con cabina para la tripulación de vuelo situada en la parte delantera, un flap de frenado situado en la parte superior y unos bocas de admisión de aire laterales, un tren de aterrizaje, una unidad de energía que comprende dos motores de turborreacción, unas alas en flecha positiva (13) con carenado ojival en la conjunción del ala con el fuselaje, y provisto de un mecanismo para la inclinación de la parte delantera de las alas con una discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque del ala, unos montajes de cola horizontal y vertical, en el que el carenado existente en la conjunción del ala con el fuselaje está conformado con una envergadura no menor de 0,15 y no mayor de 0,18 veces la envergadura del ala y con la cuerda no menor de 0,4 y no mayor de 0,5 veces la cuerda local del ala, la discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque de la parte inclinable del ala está conformada a una distancia que oscila entre 0,55 y 0,65 veces la envergadura del ala desde la base del carenado, siendo la cuerda no menor de 0,075 veces la medida de la cuerda local del ala sin la discontinuidad, el montaje de cola vertical está conformado con un solo plano y el montaje de cola horizontal está provisto de una discontinuidad escalonada situada sobre el borde delantero a una distancia que oscila entre 0,25 y 0,35 veces la envergadura de la aleta compensadora articulada del montaje de cola horizontal, caracterizado porque está provisto de una unidad de energía auxiliar (2) situada en la parte trasera (3) del fuselaje, estando la unidad de energía auxilia colocada en sentido transversal con respecto al eje longitudinal del fuselaje.

2. Una aeronave de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado porque los motores de la unidad de energía están situados en la parte media del fuselaje con la posibilidad de colocar sus toberas en frente del montaje de cola horizontal, y la cuerda de la discontinuidad escalonada del borde de ataque del montaje de cola horizontal no es menor de 0,2 veces la medida de la cuerda local, incluyendo la discontinuidad.

3. Una aeronave de acuerdo con las reivindicaciones 1 o 2, caracterizado porque el ala está provista de unos planos verticales en extremo de ala, cuya área es menor de 0,3 veces el área superficial del trapecio de base del ala, estando dichos planos verticales en extremo de ala fijados sobre el ala en un ángulo no mayor de 20 grados con respecto al plano vertical, estando las cuerdas de bases giradas hacia el lado exterior en un ángulo de 2 a 5 grados con respecto a las cuerdas de punta del ala y siendo la rotación aerodinámica también de 2 a 5 grados.

4. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque los gases de la unidad de energía auxiliar (2) se descargan a través de la parte lateral del fuselaje.

5. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque el motor de la unidad de energía auxiliar (2) está colocado dentro de los bastidores de fuselaje.

6. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque está provisto de un sistema para arrancar los motores de la unidad de energía principal por medio de aire comprimido, comprendiendo el sistema unos tubos para aspirar aire y unos tubos para alimentar los arrancadores de los motores con aire comprimido.

7. Una aeronave de acuerdo con la reivindicación 6, caracterizado porque dichos tubos para aspirar aire están incorporados en el sistema de aire acondicionado.

8. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado porque la unidad de energía auxiliar (2) comprende una turbina a gas (4) y un engranaje de reducción (8).

9. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque el fuselaje está provisto de diferentes secciones delanteras.

10. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque está provisto de unas portezuelas rotatorias (15) montadas sobre unas correspondientes partes del ala y destinadas a cerrar las admisiones en dirección axial de las bocas de admisión de aire y las admisiones adicionales dispuestas en el ala y/o en el fuselaje.

11. Una aeronave de acuerdo con la reivindicación 10, caracterizado porque las portezuelas (15) pueden estar situadas al mismo nivel que la superficie superior del ala (13).

12. Una aeronave de acuerdo con las reivindicaciones 10 u 11, caracterizado porque el mecanismo de accionamiento de cada portezuela está dispuesto dentro de la portezuela misma.

13. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 12, caracterizado porque al menos una válvula de alimentación adicional (16) está montada sobre el fuselaje y/o detrás de cada admisión.

14. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 13, caracterizado porque las secciones delanteras intercambiables están fabricadas con bastidores para soportar las cargas del equipamiento correspondiente colocado en esas secciones.

15. Una aeronave de acuerdo con la reivindicación 14, caracterizado porque las secciones delanteras están limitadas por el tercer bastidor.

16. Una aeronave de acuerdo con las reivindicaciones 14 o 15, caracterizado porque la parte delantera del fuselaje está fabricada para poder unirse por medio de su tercer bastidor con los bastidores de las secciones delanteras intercambiables.

17. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 16, caracterizado porque un deflector fijo está montado sobre el alerón amovible del ala.

18. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 17, caracterizado porque está provisto de nueve puntos de fijación de la carga útil, respectivamente, seis puntos por debajo de las alas, dos puntos por debajo de los soportes de las alas, y un punto por debajo del fuselaje.